Системы, узлы и агрегаты пассажирского самолёта
Дипломная работа - Транспорт, логистика
Другие дипломы по предмету Транспорт, логистика
рды, ГО и ВО определим следующим образом:
Средняя аэродинамическая хорда ГО вычислим по формуле
Координата САХ ГО по размаху ГО определим из соотношения
Координата носка САХ ГО по оси симметрии самолета
Определим параметры шасси. Для трех опорного шасси это (см. рис.1.8.): база шасси ; колея шасси ; вынос главных колес ; вынос переднего колеса ; высота шасси ; высота центра масс самолета .
Производными от этих параметров будут: угол выноса колес главных опор ; угол опрокидывания .
Рис.1.7. Схема трехопорного шасси.
Угол касания хвостовой пятой должен обеспечивать использование задних посадочных углов. Учитывая это требование принимаю угол опрокидывания .
Угол выноса главных колес должен обеспечивать не переваливания самолета на хвост при посадке. Условием этого требования служит превышение угла на угла . Следовательно, принимаю .
Величина выноса находится в следующих пределах:
; (1.5)
Отсюда:
База шасси должна обеспечивать хорошие эксплуатационные качества самолета при маневрировании по аэродрому. Согласно статистике принимаю
Тогда (рис.1.8) вынос переднего колеса составит
Из рис.1.8 находим высоту центра масс самолета
Колея шасси находится в пределах
Для обеспечения оптимальной маневренности самолета при рулежке назначаю
Плечо для нормальной схемы самолета (расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения), согласно [1], находим из соотношения:
Значение величины , согласно [1], принимаю
Построение общего вида самолета выполняем в следующем порядке (см. рис.1.8):
1.строим фюзеляж самолета;
2.строим горизонтальное и вертикальное оперение;
.строим САХ горизонтального оперения;
4.плечо горизонтального оперения откладываю от точки, удаленной на от носка САХ горизонтального оперения;
.находим положение носка САХ крыла (от центра масс откладываю размер );
.по координате находим положение носка корневой хорды крыла;
.строим крыло самолета.
Рис.1.8. Построение общего вида
.8 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета
Выбор конструктивно-силовой схемы крыла.
Для приближённого выбора КСС крыла воспользуемся понятием условного лонжерона, ширина пояса которого составляет 0.6 хорды крыла в расчётном сечении. В задании берется корневую хорду b0. Толщину условного пояса лонжерона определяем по формуле:
,
- удельная нагрузка на крыло при взлете, даН/м2;
- площадь крыла, м2;
- координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла, м;
- масса груза, расположенного на крыле, на каждой консоли крыла располагается двигатель массой и шасси кг.
- координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной оси самолета по размаху крыла, Zдв= 7м, Zш=4м.
- коэффициент расчетной перегрузки, ;
- масса крыла, 12975кг.
- относительная толщина профиля крыла, ;
- корневая хорда крыла, м;
- разрушающее напряжение пояса лонжерона, МПа - в предположении, что лонжерон выполнен из алюминевого сплава Д16Т;
мм;
Конструктивно - силовую схему крыла можно выбрать также по критерию интенсивности моментной нагрузки, действующей на крыло. Величина интенсивности моментной нагрузки для корневого сечения крыла определяется по выражению:
,(1.7)
где Н=0.8 Нmax - расчётная высота профиля сечения.
МПа;
Так как толщина условного лонжерона больше 3 мм, а перерезывающий момент больше 10тАж15 МПа, следовательно выбираем кессонное крыло(рис.1.10).
Выбранная схема имеет такие преимущества: более выгодно по массе; для кессонного крыла характерны более гладкая поверхность и менее вероятны явления реверса элеронов, дивергенция и флаттер; более жесткое на изгиб и кручение, что способствует получению более стабильных характеристик устойчивости и управляемости.
Но есть и недостатки:
стыковка отъемной части гораздо сложнее - соединение по всему контуру кессона.
Продольный набор состоит из двух лонжеронов, расположенных на 20% и 70% хорд, которые крепятся посредством моментных узлов к шпангоутам 36 и 41 и стрингеров, среднее расстояние между которыми составляет 200 мм. Поперечный набор состоит из нервюр, расположенных по потоку. Такое расположение наиболее предпочтительное по требованиям аэродинамики, имеет такие преимущества: воздушный поток нервюрами не искажается, заданный профиль крыла выдерживается более точно; удобнее крепить узлы навески элеронов, закрылков
Нервюры 1,3,6,8,10,11,14,17,20,23,25,28- силовые. Силовые нервюры служет для восприятия сосредоточенных сил и моментов от агрегатов, крепящихся к крылу. Нерюры №8,10 предназначены для крепления двигателей. К нервюрам 3,6,11,14,17,20,23,25,28 осуществляется крепление узлов навески закрылков, интерцепторов, предкрылков и элеронов.
Рис.1.9.КСС крыла
Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа.
Выбираем балочно-стрингерный фюзеляж. Такая схема имеет следующие преимущества: отсеки герметизированы (кроме хвостовой части), повышенные характеристики усталостной прочности материала. Тип фюзеляжа - п